CN103863554B - 支撑组件 - Google Patents

Abstract

公开了一种在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器的机翼展开和缩回期间支撑机翼前缘装置或机翼后缘装置的组件。组件包括：固定支撑构件，固定支撑构件能够附接至飞行器机翼的支撑机构；中间连杆臂，中间连杆臂具有枢转地安装至支撑构件的一个端部用于相对于支撑构件绕第一轴线转动；以及主连杆臂，主连杆臂具有枢转地安装至中间连杆臂的相反端部的第一端部用于相对于中间连杆臂绕第二轴线转动。主连杆臂的第二端部构造成用于借助于轴承元件附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，使得机翼前缘装置或机翼后缘装置在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间在中间连杆臂分别绕第一轴线和第二轴线转动时能够相对于主连杆臂沿任意方向运动。

Description

支撑组件

技术领域

本发明涉及一种用于在航空表面(aero surface)——比如从飞行器机翼的后缘延伸的襟翼——展开和缩回期间支撑所述表面的支撑组件。本发明还涉及一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括利用本发明的支撑组件附接至飞行器机翼边缘的至少一个航空表面。

背景技术

飞行器需要产生不同水平的升力用于起飞、着陆和巡航。机翼前缘装置和机翼后缘装置的组合用来控制机翼升力系数。前缘装置被称为缝翼，而后缘装置被称为襟翼。在较大的飞行器上可以存在沿机翼后缘间隔开的数个襟翼。在正常飞行期间，襟翼被缩回在机翼的后缘之下。然而，在起飞和着陆期间，襟翼从机翼向后展开以便改变横过机翼表面和在机翼表面之下的气流，从而减小飞行器的速度并且控制下降角度。襟翼在它们的收起位置与展开位置之间依循弧形的或弯曲的路径。通过改变襟翼沿所述路径展开的程度，能够控制由机翼提供的升力。

需要一种支撑并导引襟翼在收起位置与展开位置之间运动的组件，并且在图1的等距视图中示出一般在较大的飞行器上使用的摆动轨道襟翼支撑组件的典型布置。较大的飞行器需要摆动轨道设计，这是由于襟翼必须能够依循不断变化的三维路径以允许在宽度方向上的且与穿过在襟翼完全展开位置处的机翼的气流的方向垂直的延展。

参照图1，示出飞行器机翼的中间后翼梁1以及前副翼闭合翼肋2和后副翼闭合翼肋3。支架铰链4附接至前副翼闭合翼肋2，并且摆动臂5连接至支架铰链4用于绕故障保护销6转动。摆动臂5具有弧形导引轨道7，并且滚子支座(未示出)安装至摆动臂5用于沿导引轨道7运动。滚子支座借助于轴承9和襟翼肋8连接至襟翼，该襟翼直接安装至襟翼肋8。

随着襟翼肋8延展，滚子支座沿导引轨道7运动。襟翼肋8在沿机翼长度的方向上的向侧面运动或侧向运动引起臂5绕销6枢转。轴承9与摆动臂5的组合允许襟翼肋8在不受干扰的情况下沿其需要的路径且贯穿其整个运动范围而被支撑。

将理解的是，用于机翼结构内靠近飞行器机翼后缘的部件的空间是极其受限的。容置许多不同部件和燃料罐的需求除了增加重量、制造成本和复杂性之外，对机翼的形状也造成相当大的设计限制。

因此，期望提供一种轻质且坚固的支撑组件，该支撑组件在机翼结构内占用最小量的空间，但是仍然贯穿机翼后缘装置或机翼前缘装置的整个运动范围提供支撑。

发明内容

根据本发明，提供了一种在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器的机翼展开和缩回期间支撑机翼前缘装置或机翼后缘装置的组件，该组件包括：固定支撑构件，该固定支撑构件能够附接至飞行器机翼的支撑结构；中间连杆臂，该中间连杆臂具有枢转地安装至支撑构件的一个端部，用于相对于支撑构件绕第一轴线转动；主连杆臂，该主连杆臂具有第一端部，该第一端部附接至中间连杆臂的相反端部，使得主连杆臂与中间连杆臂能够相对于彼此运动，主连杆臂的第二端部构造成用于附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，这种布置使得该组件允许机翼前缘装置或机翼后缘装置在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间沿任意方向运动。

在优选实施方式中，主连杆臂的第一端部借助于轴承元件附接至中间连杆臂的所述相反端部，使得主连杆臂连同附接至主连杆臂的第二端部的机翼前缘或机翼后缘一起在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间能够相对于中间连杆臂沿任意方向运动。

优选地，主连杆臂的第二端部构造成用于附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，使得机翼前缘装置或机翼后缘装置在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间能够相对于主连杆臂绕第二轴线枢转。

在替代性实施方式中，主连杆臂的第一端部可以附接至中间连杆臂的相反端部，用于在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间相对于中间连杆臂绕第二轴线转动。

优选地，然后，主连杆臂的第二端部构造成用于借助于轴承元件附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，使得机翼前缘装置或机翼后缘装置在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间可以相对于主连杆臂沿任意方向运动。

在优选实施方式中的任意实施方式中，第一轴线与第二轴线彼此不平行并且第一轴线可以是大致竖直的。

优选地，支撑构件包括支架，该支架能够以固定不动的方式安装至飞行器机翼的结构部件。结构部件可以是飞行器机翼的翼肋。

在优选的实施方式中，枢转销延伸穿过中间连杆臂的所述一个端部以及支撑构件，以将中间连杆臂枢转地附接至支撑构件用于绕第一轴线转动。

支撑构件可以包括一对间隔开的腹板，并且中间连杆臂的所述一个端部然后还可以包括一对间隔开的凸缘，该凸缘接纳在支撑构件的腹板之间，使得腹板中的孔与凸缘中的孔对准。然后，销可以穿过所述孔而被接纳，以将中间连杆臂联接至支撑构件用于绕第一轴线转动。

第二枢转销可以延伸穿过中间连杆臂的所述相反端部以及主连杆臂，以将中间连杆臂枢转地附接至主连杆臂用于绕第二轴线转动。

中间连杆臂的相反端部可以包括一对间隔开的凸缘，并且主连杆臂的所述第一端部包括一对间隔开的凸缘，该对间隔开的凸缘所间隔开的距离小于中间连杆臂上的间隔开的凸缘之间的距离，使得主连杆臂的凸缘配合在中间连杆臂的凸缘之间。然后，第二枢转销可以延伸穿过所述凸缘中经对准的孔，以将主连杆臂联接至中间连杆臂用于绕第二轴线转动。

在一个实施方式中，该组件包括轴承元件，该轴承元件将中间连杆臂的所述相反端部连接至主连杆臂的所述第一端部。优选地，轴承元件构造成允许主连杆臂和机翼前缘装置或机翼后缘装置相对于中间连杆臂沿任意方向转动。

在替代性实施方式中，轴承元件设置在主连杆臂的所述第二端部处，用于使附接至所述组件的襟翼相对于主连杆臂转动。轴承元件优选地构造成允许襟翼相对于主连杆臂沿任意方向枢转。

轴承元件可以包括内轴承座圈和外轴承座圈，内轴承座圈接纳在外轴承座圈内并且能够相对于外轴承座圈转动。然后，外轴承座圈可以以固定不动的方式安装在主连杆臂的所述第二端部处的开口中。

内轴承座圈优选地安装至襟翼并且以可滑动的方式接纳在外轴承座圈内。

在优选的实施方式中，襟翼包括支撑凸缘和在所述支撑凸缘之间延伸的轴。然后，内轴承座圈可以附接至所述轴，或者可以由所述轴形成。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼具有至少一个机翼前缘装置或机翼后缘装置以及至少一个根据本发明的的支撑组件，该支撑组件支撑机翼前缘装置或机翼后缘装置或支撑机翼前缘装置或机翼后缘装置中的每一者。

附图说明

现在将参照附图的图2至图7、仅通过示例对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出根据现有技术的摆动连杆襟翼支撑组件的立体图；

图2示出根据本发明的实施方式的处于襟翼支撑组件收起位置的襟翼支撑组件的立体图，支撑组件连接至襟翼；

图3示出图2中示出的襟翼支撑组件的立体图，但是，省略了飞行器机翼机构的部件并且示出处于襟翼展开位置的襟翼；

图4示出图2和图3中图示的支撑组件的支撑构件的立体图；

图5示出图2和图3中图示的支撑组件的中间连杆臂的立体图；

图6示出图2和图3中示出的支撑组件的主连杆臂的立体图；以及

图7示出襟翼的由图2至图6中的支撑组件支撑的部分。

具体实施方式

现在参照图2至图6，示出根据本发明的实施方式的支撑组件10，该支撑组件10在机翼后缘装置或襟翼11从机翼后缘展开和缩回期间支撑飞行器机翼上的机翼后缘装置或襟翼11(仅示出机翼后缘装置或襟翼11的一部分)。

机翼结构包括翼梁13和翼肋14。固定的支撑构件15使用诸如螺栓之类的常规装置(未示出)以固定不动的方式附接至翼肋14的中间部段。如可以从图4中的固定支撑构件15的放大视图更密切地观察到的，固定支撑构件15是具有凸缘16的一体部件，该凸缘16带有孔17，其中，螺栓(未示出)可以穿过孔17以将固定支撑构件15附接至翼肋14。主体部18从凸缘16竖起并且可以具有多个切除的部段以减轻重量。两对间隔开的平行的腹板19、20从支撑构件15的自由端竖起，使得它们与翼肋14间隔开。每对腹板19、20均由间隙“X”隔开并且一对腹板的肋部19与另一对腹板的肋部20由更大的间隙“Y”隔开。支撑构件15附接至翼肋14，使得腹板19、20沿横向地离开翼肋14的大致水平方向延伸。每个腹板19、20均设置有孔21。在每个腹板19、20中的孔21与在另一腹板19、20中的每个腹板中的孔21对准。

中间连杆臂22联接至支撑构件15并且从支撑构件15延伸，使得中间连杆臂22能够相对于支撑构件15绕大致竖直的轴线(A-A，见图2)转动。如在图5的放大视图中最清楚地可见的，中间连杆臂22一体地形成为整体部件并且包括通过支架25接合至彼此的两个平行的板23、24。板23、24彼此隔开预定距离并且具有预定厚度，使得在中间连杆臂22的一个端部处，一个板23将位于支撑构件15的第一对腹板19之间的间隙“X”中，而另一个板24将位于支撑构件15的另一对腹板20之间的间隙“X”中。每个板23、24内均具有孔26，孔26在每个板23、24插入腹板19、20之间的间隙中时与支撑构件15的腹板19、20中的孔21对准。通过将销(未示出)插入穿过在支撑构件15的腹板19、20中的孔21以及插入穿过接纳在腹板19、20之间的中间连杆臂22的板23、24中的孔26而将中间连杆臂22连接至支撑构件15。板23、24的厚度略微小于腹板19、20中的每个腹板19、20之间的间隙“X”的高度，使得中间连杆臂22能够绕穿过孔21、26而被插入的销的纵向轴线相对于支撑构件15自由地转动。该轴线由图2中的A-A指示。

板23、24在中间连杆臂22的相反端部处横向地延伸以形成腿部部段31，用于通过相似的枢转连接而连接至主连杆臂30。更具体地，每个板23、24的腿部31均设置有对准的孔28以接纳用于将中间连杆臂22的另一端部枢转地附接至主连杆臂30的一个端部的销(未示出)，使得主连杆臂30能够相对于中间连杆臂22绕将中间连杆臂22联接至主连杆臂30的销的纵向轴线自由地转动。该轴线由图2中的B-B指示。中间连杆臂22的板23、24可以在它们的端部之间略微地弯曲或扭曲，使得支撑构件15与中间连杆臂22之间的轴线(A-A)不平行于中间连杆臂22与主连杆臂30之间的轴线(B-B)。

主连杆臂30也形成为整体部件并且具有由间隔开的平行的板32、33形成的第一端部。每个板32、33内均具有孔34并且它们在中间连杆臂22的腿部端部31处彼此间隔开的距离略微小于板23、24之间的距离，使得板32、33配合在板23、24之间以使孔28与孔34对准。销(未示出)穿过经对准的孔28、34插入，使得主连杆臂30能够相对于中间连杆臂22绕销的纵向轴线B-B自由地转动。

在主连杆臂30的相反的自由端部处，设置有形成在一对板36、37之间的放大的开口35，该对板36、37从平行的板32、33之间以大致直角延伸。开口35设计成接纳轴承座38并以固定不动的方式安装轴承座38(见图7)，该轴承座38形成部分球面轴承元件的外壳并且具有部分球面轴承表面。

另一轴承座——形成上述部分球面轴承元件的内部部分——安装至襟翼11，该襟翼11由组件支撑为使得襟翼11能够在相对于主连杆臂30的任意方向上相对于轴承元件绕形成上述部分球面轴承元件中心的点枢转。更具体地，襟翼11包括从前缘40竖起的一对平行的支撑组件连接凸缘39。轴41以固定不动的方式固定至凸缘39并且在凸缘39之间延伸并且在凸缘39之间的间隙中形成有或承载部分球面轴承表面42。部分球面轴承表面42与外壳38的部分球面轴承表面匹配以将襟翼11连接至支撑组件，同时允许襟翼11在缩回和展开期间相对于支撑组件沿任意方向枢转。

在替代性实施方式中，主连杆臂的第一端部可以借助于诸如部分球面轴承之类的轴承联接至中间连杆臂的相反端部，这允许主连杆臂连同附接至主连杆臂30的第二端部的襟翼11相对于中间连杆臂沿任意方向枢转。在该情况下，襟翼11将枢转地附接至主连杆臂30的第二端部，用于绕单个轴线转动。该实施方式实际上不同于第一实施方式之处在于：主连杆臂已经转动并且中间连杆臂的相反端部已经被改型，使得部分球面轴承现在处于中间连杆臂与主连杆臂之间，而不是处于主连杆臂的第二端部处。

将理解的是，上面的描述仅通过示例给出并且在不偏离所附权利要求的范围的情况下可以对本发明的支撑组件做出改型。

Claims (11)

1.一种在机翼前缘装置或机翼后缘装置从飞行器的机翼展开和缩回期间支撑所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置的组件，所述组件包括：固定支撑构件，所述固定支撑构件能够附接至飞行器机翼的支撑结构；中间连杆臂，所述中间连杆臂具有枢转地安装至所述支撑构件的一个端部，用于相对于所述支撑构件绕第一轴线转动；以及主连杆臂，所述主连杆臂具有第一端部，所述第一端部附接至所述中间连杆臂的相反端部，使得所述主连杆臂与所述中间连杆臂能够相对于彼此运动，所述主连杆臂的第二端部构造成用于附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，

其中，所述主连杆臂的所述第一端部借助于部分球面轴承元件附接至所述中间连杆臂的所述相反端部，使得所述主连杆臂连同附接至所述主连杆臂的所述第二端部的机翼前缘或机翼后缘装置一起在所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间能够相对于所述中间连杆臂沿任意方向运动，或者，所述主连杆臂的所述第二端部构造成用于借助于部分球面轴承元件附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，使得机翼前缘装置或机翼后缘装置在所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间能够相对于所述主连杆臂沿任意方向运动，

这种布置使得所述组件允许机翼前缘装置或机翼后缘装置在所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间沿任意方向运动。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述主连杆臂的所述第二端部构造成用于附接至机翼前缘装置或机翼后缘装置，使得所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置在所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间能够相对于所述主连杆臂绕第二轴线枢转。

3.根据权利要求1所述的组件，其中，所述主连杆臂的所述第一端部附接至所述中间连杆臂的所述相反端部，用于在所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置从飞行器机翼展开或缩回期间相对于所述中间连杆臂绕第二轴线转动。

4.根据权利要求2所述的组件，其中，所述第一轴线与所述第二轴线彼此不平行。

5.根据权利要求1所述的组件，其中，所述第一轴线是大致竖直的。

6.根据权利要求1所述的组件，其中，所述支撑构件包括一对间隔开的腹板，并且所述中间连杆臂的所述一个端部包括一对间隔开的凸缘，所述凸缘接纳在所述支撑构件的所述腹板之间，使得所述腹板中的孔与所述凸缘中的孔对准，枢转销穿过所述孔而被接纳，以将所述中间连杆臂联接至所述支撑构件用于绕所述第一轴线转动。

7.根据权利要求3所述的组件，其中，所述中间连杆臂的所述相反端部包括一对间隔开的凸缘，并且所述主连杆臂的所述第一端部包括一对间隔开的凸缘，该对间隔开的凸缘所间隔开的距离小于所述中间连杆臂上的所述间隔开的凸缘之间的距离，使得所述主连杆臂的所述凸缘配合在所述中间连杆臂的所述凸缘之间，第二枢转销延伸穿过所述凸缘中经对准的孔，以将所述主连杆臂联接至所述中间连杆臂用于绕所述第二轴线转动。

8.根据权利要求1所述的组件，其中，所述部分球面轴承元件包括内轴承座圈和外轴承座圈，所述内轴承座圈接纳在所述外轴承座圈内并且能够相对于所述外轴承座圈转动，所述外轴承座圈以固定不动的方式安装在所述主连杆臂的端部中的开口中。

9.根据任一项前述权利要求所述的组件，还包括由所述组件支撑的机翼前缘装置或机翼后缘装置。

10.根据权利要求9所述的组件，其中，所述机翼前缘装置或机翼后缘装置包括襟翼，所述襟翼具有支撑凸缘以及在所述支撑凸缘之间延伸的轴，用于附接至所述主连杆臂的所述第二端部。

11.一种飞行器机翼，所述飞行器机翼具有至少一个机翼前缘装置或机翼后缘装置以及至少一个根据权利要求1至8中任一项所述的组件，所述组件支撑所述机翼前缘装置或所述机翼后缘装置或者支撑所述机翼前缘装置和所述机翼后缘装置中的每一者。